EP2364374B1 - Reparaturverfahren zum vermeiden einer rissbildung und einer verlangsamung des rissfortschritts in metallischen flugzeugstrukturen mittels laserschockstrahlen - Google Patents

Reparaturverfahren zum vermeiden einer rissbildung und einer verlangsamung des rissfortschritts in metallischen flugzeugstrukturen mittels laserschockstrahlen Download PDF

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EP2364374B1
EP2364374B1 EP09760152.0A EP09760152A EP2364374B1 EP 2364374 B1 EP2364374 B1 EP 2364374B1 EP 09760152 A EP09760152 A EP 09760152A EP 2364374 B1 EP2364374 B1 EP 2364374B1
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EP
European Patent Office
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surface region
laser beam
laser
wavelength
pulse frequency
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EP09760152.0A
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EP2364374A1 (de
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Jürgen STEINWANDEL
Domenico Furfari
Nikolaus Ohrloff
Claudio Dalle Donne
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Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
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Publication date
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    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C21—METALLURGY OF IRON
    • C21D—MODIFYING THE PHYSICAL STRUCTURE OF FERROUS METALS; GENERAL DEVICES FOR HEAT TREATMENT OF FERROUS OR NON-FERROUS METALS OR ALLOYS; MAKING METAL MALLEABLE, e.g. BY DECARBURISATION OR TEMPERING
    • C21D10/00—Modifying the physical properties by methods other than heat treatment or deformation
    • C21D10/005—Modifying the physical properties by methods other than heat treatment or deformation by laser shock processing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/40—Maintaining or repairing aircraft
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C21—METALLURGY OF IRON
    • C21D—MODIFYING THE PHYSICAL STRUCTURE OF FERROUS METALS; GENERAL DEVICES FOR HEAT TREATMENT OF FERROUS OR NON-FERROUS METALS OR ALLOYS; MAKING METAL MALLEABLE, e.g. BY DECARBURISATION OR TEMPERING
    • C21D10/00—Modifying the physical properties by methods other than heat treatment or deformation

Definitions

  • cracking and crack propagation may result as a result of accidental damage to an aircraft structure in the form of scratches resulting from improper maintenance.
  • scratches occur in the maintenance of rivet joints connecting two sheets arranged in lap joint.
  • the rivet connections are opened for maintenance and before re-attaching the rivet connections, a corrosion protection or an adhesive paste is introduced between the sheets in the overlap joint.
  • the rivet connections are closed again, with the adhesive paste being partially pushed out of the overlap area.
  • the excess supernatant paste is later removed by the maintenance staff, eg with a knife. there incisions in the sheets often occur near the overlapping joints.
  • KAYSSER W "SURFACE MODIFICATIONS IN AEROSPACE APPLICATIONS", SURFACE ENGINEERING; INSTITUTE OF MATERIALS, LONDON, GB, Vol. 17, No. 4, Jan. 1, 2001, pp. 305-312, ISSN: 0267-0844 , RUBIO-GONZALES C ET AL: "Effect of laser shock processing on fatigue crack growth and fracture toughness of 6061-T6 aluminum alloy", MATERIALS SCIENCE AND ENGINEERING A: STRUCTURAL MATERIALS: PROPERTIES, MICROSTRUCTURE & PROCESSING, LAUSANNE, CH; Vol.386, No. 1-2, November 25, 2004, pages 291-295, ISSN 0921-5093 ,
  • RODOPOULOS CA ET AL: "EFFECT OF CONTROLLED SHOT PEENING AND LASER SHOCK PENING ON THE FATIGUE PERFORMANCE OF 2024-T351 ALUMINUM ALLOY", JOURNAL OF MATERIALS ENGINEERING AND PERFORMANCE, 20030801 ASM INTERNATIONAL, MATERIALS PARK, OH, US, VOL: 12, NO: 4 , Page (s): 414-419, ISSN 1059-9495 ,
  • RUIZ A "Surface acoustic wave velocity measurements on surface-treated metals by laser-ultrasonic spectroscopy", DISSERTATION submitted to the Division of Research and Advance Studies of the University of Cincinnati in partial fulfillment of the requirements for the degree of Doctor of Philosophy, 20040217, Page (s): I - V, 1-146 ,
  • the WO96 / 27684A1 describes a static gas turbine component with a crack susceptible panel on which an elongated, provided by laser Lhock peening with deep residual stress region for deflecting cracks.
  • the GB 2 257 163 A describes a method for improving the crack propagation resistance of alpha-beta titanium alloys by irradiating the surface of the component / sheet with a laser beam after sandblasting.
  • the US 6 203 633 B1 describes a method for altering the properties of a solid material by varying the temperature of the solid material either before or after or before and after the laser shock processing of the solid material.
  • the procedure should make it possible to treat the areas of the damage and at the same time only to cause the least possible weakening of the areas surrounding the damage.
  • the surface should be roughened by the process as little as possible.
  • cracking and crack propagation should be avoided or slowed down particularly economically.
  • this object is achieved by a repair method for preventing cracking and slowing crack propagation in metallic aircraft structures damaged by improper maintenance by means of laser shock blasting with the features of patent claim 1.
  • an aircraft structural part which has a damaged area, the damaged area being a surface damage in the form of a damaged area incineration which has occurred during improper maintenance.
  • the provision is preferably made in a shielded area in order to avoid damage to the periphery by the laser beams.
  • a local shielding of the surface to be irradiated is preferably carried out, since on the one hand the shielding of the entire aircraft due to its size is complex and on the other sensitive aircraft parts, such as the engines are to be protected from laser beams.
  • the aircraft can either be brought under a corresponding stationary shield, for example in a hangar, or be shielded by means of a mobile shielding device.
  • irradiation of a first surface area of the aircraft structure part close to the damaged area by means of a first pulsed laser beam having a first wavelength and a first pulse frequency, wherein energy from the first laser beam is absorbed by the aircraft structure part and a pressure wave passes through the aircraft structure part, the pressure biases generated in the aircraft structure part.
  • the advantages of using laser shock blasting to improve the fatigue strength of certain structural areas and to treat scratch areas are as follows:
  • the maintenance intervals relating to structural strength can be extended. This can reduce operating costs.
  • Aircraft life on the ground during maintenance can be reduced by simply repairing scratches.
  • the flight safety and thus the safety of the passengers can be increased by the improved properties of the support structures.
  • the first surface area is shock-blasted after a first laser shock blasting by means of a second laser beam having a different wavelength and / or a different pulse frequency than the first laser beam.
  • a second surface area near the first surface area is processed by means of a second laser beam having a second wavelength and a second pulse frequency.
  • this second surface area is arranged surrounding the first surface area.
  • different pressure biases can be formed in the component material below the second surface area than in the component material below the first surface area.
  • the power of the first laser beam is varied as a function of the distance of the point of impact of the first laser on the first surface to the damaged area.
  • the pressure biases in the aircraft structural component can be scaled as a function of the distance to the damaged area.
  • the component thus produced has a Druckvorschreibsgradienten, which may preferably increase to the damaged area or even away from it. The gradual transition from the laser shock blasted component material to untreated component material provides for improved fatigue strength of the component.
  • the damaged area is provided with a coating based on plastic after the laser shock blasting.
  • These Coating can seal the damaged area and thus prevent the ingress of moisture into the damaged area.
  • the corrosion resistance can be improved, in particular if a surface coating has been damaged by the damaged area.
  • An anodization can preferably also be carried out.
  • the respective surface area is machined after the laser shock radiation transmitter.
  • roughening of the surface on the component frequently occurs in the region irradiated with the laser.
  • the lasered surface area is particularly preferably abraded, preferably polished or blasted.
  • the laser beam during laser irradiation is guided in web form, wherein the position of the damaged area is detected by means of optical sensors and the laser beam is guided over the aircraft structure part, that a fixed distance to the damaged area is maintained.
  • the sensor-guided path control of the laser beam allows a precise distance to the damaged area to be set.
  • the laser beam can be automatically detected e.g. be performed largely parallel to a linear incision. Thus accidental exposure of the damaged area itself can be avoided if this is not desired.
  • Fig. 1 shows a schematic sectional view of a rivet joint 3 of two aircraft structural parts 1, 2.
  • a first aircraft structural part 1 and a second aircraft structural part 2 are superimposed in overlap. They are held together by riveted joints 3.
  • a damaged area 5 such as may arise, for example, as a scoring when removing sealing pastes squeezed out of the lap joint by means of a knife.
  • the damaged area 5 is essentially linear here and extends into the image plane.
  • Fig. 2 shows a schematic sectional view of a laser shock blasting of an aircraft structural part 1 according to a first embodiment.
  • the aircraft structural part 1 is shown here without the second aircraft structural part 2 and without the rivet joints 3.
  • the damaged area 5 extends into the image plane.
  • a first laser beam 50 is directed to the aircraft structural part 1.
  • the laser beam 50 impinges on the aircraft structural part 1 at an impact point 12.
  • the impact point 12 has a distance A to the damaged area 5 in this procedural stage.
  • the distance A is indicated in the figure by means of a vertical auxiliary line and two arrows.
  • Fig. 3 shows a schematic sectional view of a laser shock blasting of an aircraft structural part 1 according to a second embodiment.
  • a first surface area 10 and a second surface area 20 are provided by the aircraft structural part 1 for a laser shock beam processing.
  • a second laser beam 60 is directed onto the second surface area 20 at an impact location 12.
  • the laser is moved in a web shape over the second surface area 20 and performs laser shock blasting.
  • the laser shock peening of the second surface region 20 is performed in addition to the laser shock peening of the first surface region 10. While the first surface area was laser shock blasted with the first laser beam 50, a second laser beam 60 is used for the second surface area.
  • the second laser beam 60 has different characteristics than the first laser beam 50.
  • the pulse frequency and wavelength of the second laser beam used is different from that of the first laser beam 50 to be different in the material regions below the first surface region 10 and the second surface region 20 Effect material property changes.
  • the pulsed laser beam 60 at the point of incidence 12 of the laser beam 60 produces a plasma due to the sudden removal or evaporation of a thin layer of this surface or coating (such as tape or paint), thereby producing an explosive force .
  • the pressure pulse from the rapidly expanding plasma releases a shockwave traveling in the article.
  • This pressure shock wave caused by the laser pulse leads to deep plastic pressure deformations in the component. These plastic deformations create compressive residual stresses in the material which counteract the formation or spread of fatigue cracks.
  • the method according to the invention can thus effectively stabilize a damaged area against fatigue cracking.

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Description

  • Die vorliegende Erfindung betrifft ein Reparaturverfahren zum Vermeiden einer Rissbildung und einer Verlangsamung des Rissfortschritts in bei einer unsachgemäßen Wartung beschädigten metallischen Flugzeugstrukturen.
  • Risse in Flugzeugstrukturen sind in der Regel auf eine Materialschwächung in Folge von statischen oder dynamischen mechanischen Belastungen zurückzuführen. Insbesondere ergibt sich eine Materialermüdung aus Schwingungsbelastungen. Risse werden als schwere Schäden der Flugzeugstruktur angesehen und erfordern sofortige Reparaturmaßnahmen. Die genannten Risse resultieren aus dem normalen Flugbetrieb.
  • Zusätzlich kann sich eine Rissbildung und ein Rissfortschritt als Folge von einer versehentlichen Beschädigung einer Flugzeugstruktur in Form von Einritzungen bei einer unsachgemäßen Wartung ergeben. Häufig treten Einritzungen bei der Wartung von Nietverbindungen, die zwei im Überlappungsstoß angeordnete Bleche verbinden, auf. Die Nietverbindungen werden zur Wartung geöffnet und vor dem erneuten anbringen der Nietverbindungen wird zwischen die Bleche im Überlappungsstoß ein Korrosionsschutz bzw. eine Klebepaste eingebracht. Nach der Wartung werden die Nietverbindungen wieder geschlossen, wobei die Klebepaste teilweise aus dem Überlappungsbereich herausgedrückt wird. Die überschüssige überstehende Paste wird später vom Wartungspersonal, z.B. mit einem Messer entfernt. Dabei entstehen häufig in der Nähe der Überlappungsstöße Einritzungen in den Blechen.
  • Solche versehentlich erzeugten Schäden bildet die Ausgangsstelle für eine nachfolgende Rissbildung bzw. einen nachfolgenden Rissfortschritt. Daher ist es zweckmäßig, solche Schäden durch Reparaturmaßnahmen zu beheben, um einen gewünschten Grad an Flugsicherheit zu gewährleisten.
  • Im Stand der Technik werden im Rahmen der Wartung Risse repariert, indem der gesamte Bereich, indem sich Risse gebildet haben, ausgeschnitten wird und durch neues Material, was dort eingefügt wird bzw. darüber angeordnet wird, ersetzt wird. Im Falle von Kratzern, wo es erwartet wird, dass sich Risse ausgehend von den Kratzern bilden werden, wird der Reparaturvorgang gegenwärtig in der gleichen Weise, wie bei der Rissreparatur durchgeführt. Die derzeitigen Reparaturverfahren haben Nachteile. Zum Einen ist die Ersetzung von Tragwerkbereichen zeitaufwändig und hat erhöhte Reparatur und Betriebskosten zur Folge. Die Ersetzungsbereiche sind ferner Schwachstellen insbesondere in Bezug auf eine homogene durchgehende Materialfestigkeit. Dadurch bieten die Reparaturbereiche nur eine verringerte Beständigkeit gegen eine neue Rissbildung.
  • Die beschriebene Problematik besteht insbesondere bei Aluminiumbasislegierungen, in reduzierten Umfang jedoch auch bei Titanlegierungen.
  • Es ist im Stand der Technik bekannt, Materialbereiche, die für eine Rissbildung gefährdet sind, mittels einem Laserschockstrahlen (Laserschockhärten, Laserschockbehandeln oder -hämmern) vor dem Einsatz zu behandeln. Laserschockstrahlen ist ein Verfahren zum Erzeugen eines Bereiches von tiefen Druckrestspannungen, indem die Oberfläche von einem Werkstück durch Laserschockstrahlen bearbeitet wird. Das Laserschockstrahlen verwendet üblicherweise Strahlungspulse aus mit hoher Leistung gepulsten Lasern, um Stoß- bzw. Schockwellen auf die Oberfläche von einem Werkstück zu übertragen. Durch den auf die Bauteiloberfläche auftretenden gepulsten Laserstrahl aus der Laserstrahlquelle, wird eine starke lokale Druckkraft auf einen Abschnitt der Oberfläche erzeugt. An der Auftreffstelle des Laserstrahls entsteht dabei durch eine plötzliche Abtragung oder Verdampfung einer dünnen Schicht dieser Oberfläche oder einer Beschichtung (wie zum Beispiel eines Bandes oder einer Anstrich) ein Plasma, wodurch eine Explosivkraft erzeugt wird. Der Druckimpuls aus dem sich rasch ausdehnenden Plasma gibt eine in den Gegenstand wandernde Schockwelle ab. Diese von dem Laserimpuls bewirkte Druckschockwelle führt zu tiefen plastischen Druckverformungen im Bauteil. Diese plastischen Verformungen erzeugen im Material Druckrestspannungen. Das Laserschockstrahlen wird in dem US-Patent 3,850,698 mit der Bezeichnung "Altering Material Properties" und dem US-Patent 4,401,477 mit der Bezeichnung "Laser Shock Processing" beschrieben. Beim Laserschockstrahlen wird eine starke lokale Druckkraft auf einen Teil der Werkstückoberfläche übertragen. Laserschockstrahlen wird verwendet, um eine druckbeanspruchte Schutzschicht an der äußeren Oberfläche von einem Werkstück hervorzurufen, so dass die Widerstandsfähigkeit des Werkstückes gegenüber einem Ermüdungsbruch wesentlich vergrößert wird. Diese Anwendung ist z.B. in dem US-Patent 4,937,421 mit der Bezeichnung "Laser Peening System and Method" beschrieben.
  • Es existieren ferner mehrere wissenschaftliche Arbeiten zum Laserschockstrahlen, welche unter anderem die Veränderung der Materialeigenschaften, des Ermüdungsverhaltens und der Veränderung der Mikrostruktur beim Laserschockstrahlen beschreiben:
  • KAYSSER W: "SURFACE MODIFICATIONS IN AEROSPACE APPLICATIONS", SURFACE ENGINEERING; INSTITUT OF MATERIALS, LONDON, GB, Bd.17, Nr 4, 1. Januar 2001, Seiten 305-312, ISSN: 0267-0844.RUBIO-GONZALES C ET AL: "Effect of laser shock processing on fatique crack growth and fracture toughness of 6061-T6 aluminium alloy", MATERIALS SCIENCE AND ENGINEERING A: STRUCTURAL MATERIALS: PROPERTIES, MICROSTRUCTURE & PROCESSING,LAUSANNE, CH; Bd.386, Nr 1-2, 25. November2004, Seiten 291-295, ISSN 0921-5093.
  • SHEPHARD M J ET AL: "INTRODUCTION OF COMPRESSIVE RESIDUAL STRESSES IN TI-6AL-4V SIMULATED AIRFOILS VIA LASER SHOCK PROCESSING", JOURNAL OF MATERIALS ENGINEERING AND PERFORMANCE, 20030801 ASM INTERNATIONAL, MATERIALS PARK, OH, US, Vol:12, Nr:4, Page(s):414 - 419, ISSN 1059-9495.
  • RODOPOULOS C A; ET AL: "EFFECT OF CONTROLLED SHOT PEENING AND LASER SHOCK PEENING ON THE FATIGUE PERFORMANCE OF 2024-T351 ALUMINUM ALLOY", JOURNAL OF MATERIALS ENGINEERING AND PERFORMANCE, 20030801 ASM INTERNATIONAL, MATERIALS PARK, OH, US, Vol:12, Nr:4, Page(s):414 - 419, ISSN 1059-9495.
  • LIU Q; ET AL: "The effect of laser power density on the fatigue life of laser-shock-peened 7050 aluminium alloy", FATIGUE AND FRACTURE OF ENGINEERING MATERIALS AND STRUCTURES, 20071101 PERGAMON PRESS, OXFORD, GB, Vol:30, Nr:11, Page(s):1110 - 1124, ISSN 8756-758X.
  • RUIZ A: "Surface acoustic wave velocity measurements on surface-treated metals by laser-ultrasonic spectroscopy", DISSERTATION submitted to the Division of Research and Advances Studies of the University of Cincinnati in partial fulfillment of the requirements for the degree of Doctor of Philosophy, 20040217, Page(s):I - V,1-146.
  • Ferner beschreibt die EP 1 978 114 A1 die Bearbeitung von Merkmalen in Laserschock-gestrahlten Bereichen.
  • Die WO96/27684A1 beschreibt eine statische Gasturbinenkomponente mit einem rissanfälligen Panel, an dem eine längliche, durch "Laser Lhock Peening" mit tiefen Eigenspannungen versehene Region zum Ablenken von Rissen vorgesehen ist.
  • Die GB 2 257 163 A beschreibt ein Verfahren zum Verbessern des Rissfortschrittwiderstandes von alpha-beta Titanlegierungen durch Bestrahlen der Oberfläche des Bauteils/Blechs mit einem Laserstrahl nach dem Sandstrahlen.
  • Die US 6 203 633 B1 beschreibt ein Verfahren zur Veränderung der Eigenschaften eines festen Materials durch Variieren der Temperatur des festen Materials entweder vor oder nach oder vor und nach der Laser-Schock-Bearbeitung des festen Materials.
  • Die US 6 288 358 B1 beschreibt ein System zum Remote-Laserschock-Bearbeiten eines Bauteils.
  • Ein generelles Behandeln im Vorhinein von im Hinblick auf eine Rissbildung risikobehafteten Bereichen, z.B. mittels einem Laserschockstrahlen ist kostenintensiv. Die Schäden in Form von Einritzungen treten, wie oben beschrieben, nur lokal an bestimmten Stellen auf. Nur in den Bereichen, die diese Schadstellen umgegeben, ist eine Behandlung im Hinblick auf eine Rissprävention erforderlich.
  • Es ist daher Aufgabe der vorliegenden Erfindung ein Verfahren zur Verfügung zu stellen, mittels dessen die Rissbildung an Flugzeugstrukturteilen, die Schäden in Form von Einritzungen aufweisen, verringert werden kann und der Rissfortschritt verlangsamt werden kann. Das Verfahren soll es ermöglichen, die Bereiche der Schäden zu behandeln und gleichzeitig nur eine möglichst geringe Schwächung der die Schäden umgebenden Bereiche zu verursachen. Ferner soll die Oberfläche durch das Verfahren möglichst wenig aufgeraut werden. Außerdem soll eine Rissbildung und ein Rissfortschritt besonders wirtschaftlich vermieden bzw. verlangsamt werden.
  • Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch ein Reparaturverfahren zum Verhindern einer Rissbildung und zur Verlangsamung eines Rissfortschritts in bei einer unsachgemäßen Wartung beschädigten metallischen Flugzeugstrukturen mittels Laserschockstrahlen mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
  • Für das Reparaturverfahren zum Verhindern einer Rissbildung und zur Verlangsamung eines Rissfortschritts in bei einer unsachgemäßen Wartung beschädigten metallischen Flugzeugstrukturen mittels Laserschockstrahlen wird in einem ersten Verfahrensschritt ein Flugzeugstrukturteil bereitgestellt, das eine Schadstelle aufweist, wobei es sich bei der Schadstelle um eine Beschädigung der Oberfläche in Form einer bei einer unsachgemäßen Wartung aufgetretenen Einritzung handelt.
  • Da das Flugzeugstrukturteil nachfolgend mit hochenergetischen Laserstrahlen bestrahlt wird, erfolgt die Bereitstellung bevorzugt in einem abgeschirmten Bereich, um Schäden an der Peripherie durch die Laserstrahlen zu vermeiden. Dazu wird bevorzugt eine lokale Abschirmung der zu bestrahlenden Fläche vorgenommen, da zum Einen die Abschirmung des gesamten Flugzeuges auf Grund seiner Größe aufwändig ist und zum anderen empfindliche Flugzeugteile, wie z.B. die Triebwerke vor Laserstrahlen geschützt werden sollen. Das Flugzeug kann dazu entweder unter eine entsprechende stationäre Abschirmung zum Beispiel in einen Hangar verbracht oder mittels einer mobil einsetzbaren Abschirmvorrichtung abgeschirmt werden. Der Vorteil dieser Varianten liegt darin, dass das Bauteil, das die Schadstelle aufweist, nicht ausgebaut werden muss, was einen erheblichen Aufwand bedeutet und das Risiko erneuter Beschädigungen birgt.
  • In einem nachfolgenden Verfahrensschritt erfolgt ein Bestrahlen eines ersten Oberflächenbereiches des Flugzeugstrukturteils nahe der Schadstelle mittels eines ersten gepulsten Laserstrahls mit einer ersten Wellenlänge und einer ersten Pulsungsfrequenz, wobei Energie von dem ersten Laserstrahl durch das Flugzeugstrukturteil absorbiert wird und eine Druckwelle durch das Flugzeugstrukturteil verläuft, die Druckvorspannungen im Flugzeugstrukturteil erzeugt.
  • Durch den auf die Bauteiloberfläche auftretenden gepulsten Laserstrahl aus der Laserstrahlquelle, wird eine starke lokale Druckkraft auf einen Abschnitt der Oberfläche erzeugt. An der Auftreffstelle des Laserstrahls entsteht dabei durch eine plötzliche Abtragung oder Verdampfung einer dünnen Schicht dieser Oberfläche oder einer Beschichtung (wie zum Beispiel eines Bandes oder einer Anstrich) ein Plasma, wodurch eine Explosivkraft erzeugt wird. Der Druckimpuls aus dem sich rasch ausdehnenden Plasma gibt eine in den Gegenstand wandernde Schockwelle ab. Diese von dem Laserimpuls bewirkte Druckschockwelle führt zu tiefen plastischen Druckverformungen im Bauteil. Diese plastischen Verformungen erzeugen im Material Druckrestspannungen. Die der vorliegenden Erfindung zugrunde liegende Idee besteht darin, dass die Rissbildung und der Rissfortschritt in Flugzeugstrukturen in an eine Schadstelle z.B. eine Einritzung angrenzenden Bereichen wesentlich dadurch reduziert wird, dass in die Aluminiumbasislegierungen solche tief hereinreichende Druckspannungen eingebracht werden. Dadurch kann ohne einen Austausch des betreffenden Bauteils wirkungsvoll eine Haltbarkeitsverbesserung um eine Schadstelle herum erzielt werden. Es kann mittels des erfindungsgemäßen Verfahrens bei einer versehentlichen Beschädigung der Oberfläche des Flugzeugstrukturteils während der Wartung durch das Laserschockstrahlen um den Kratzerbereich herum, vermieden werden, dass die Kratzer bei einer dynamischen Dauerbelastung des Flugzeugstrukturteils Ermüdungsrisse verursachen.
  • Die Vorteile von einem Verwenden von Laserschockstrahlen zur Verbesserung der Ermüdungsfestigkeit von bestimmten Strukturbereichen und dem Behandeln von Kratzerbereichen sind die folgenden: Die Wartungsintervalle betreffend die Tragwerksfestigkeit können verlängert werden. Dadurch können die Betriebskosten gesenkt werden. Die Flugzeugstandzeit am Boden während der Wartung kann durch die einfache Reparatur von Kratzern verringert werden. Die Flugsicherheit und somit die Sicherheit der Passagiere kann durch die verbesserten Eigenschaften der Tragstrukturen erhöht werden.
  • In den Unteransprüchen finden sich vorteilhafte Ausgestaltungen und Verbesserungen der Erfindung.
  • Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens umgibt der erste durch Laserschockstrahlen behandelte Oberflächenbereich die Schadstelle vollständig. Dadurch wird ein Rissfortschritt von der Schadstelle aus in alle Richtungen vermieden. Besonders bevorzugt kann sich bei einer Schadstelle am Rande des Flugzeugstrukturteils der mittels Laserschockstrahlen behandelte Oberflächenbereich zwischen der Schadstelle und wichtigen Strukturbereichen des Bauteils erstrecken, und somit eine Rissfortschrittsblockade in eine bestimmte Richtung darstellen, um eine Rissausbreitung in bestimmte Bauteilbereiche zu verhindern.
  • Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird der erste Oberflächenbereich nach einem ersten Laserschockstrahlen mittels eines zweiten Laserstrahls schockgestrahlt, der eine andere Wellenlänge und/oder eine andere Pulsungsfrequenz als der erste Laserstrahl aufweist. Durch die kombinierte Bearbeitung mittels zweier unterschiedlicher Laserstrahlen kann sehr genau eine gewünschte Veränderung der Materialeigenschaften eingestellt werden. So können über die Wellenlänge des Lasers und die Pulsungsfrequenz die Art der Druckrestspannungen und deren Tiefe im Material sowie die Beeinflussung der Bauteiloberfläche eingestellt werden.
  • Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird ein zweiter Oberflächenbereich nahe des ersten Oberflächenbereichs mittels eines zweiten Laserstrahls mit einer zweiten Wellenlänge und einer zweiten Pulsungsfrequenz bearbeitet. Bevorzugt ist dieser zweite Oberflächenbereich den ersten Oberflächenbereich umgebend angeordnet. Hierbei können im Bauteilmaterial unter dem zweiten Oberflächenbereich andere Druckvorspannungen gebildet werden als im Bauteilmaterial unter dem ersten Oberflächenbereich. Hierdurch wird es mittels der geänderten Materialeigenschaften im Material unter dem zweiten Oberflächenbereich ermöglicht, zu verhindern, dass sich Risse die sich durch den ersten Oberflächenbereich hindurch gebildet haben, weiter entwickeln.
  • Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird die Leistung des ersten Laserstrahls in Abhängigkeit von der Distanz der Auftreffstelle des ersten Lasers auf der ersten Oberfläche zu der Schadstelle variiert. Mittels dieser Ausbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens können die Druckvorspannungen im Flugzeugstrukturbauteil skaliert in Abhängigkeit vom Abstand zu der Schadstelle erzeugt werden. Das so erzeugte Bauteil weist einen Druckvorspannungsgradienten auf, der bevorzugt zur Schadstelle zu oder auch davon weg zunehmen kann. Der allmähliche Übergang von dem mittels Laserschockstrahlen behandelten Bauteilmaterial zu unbehandeltem Bauteilmaterial ermöglicht eine verbesserte Dauerfestigkeit des Bauteils.
  • Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird nach dem Laserschockstrahlen die Schadstelle mit einer Beschichtung auf Kunststoffbasis versehen. Diese Beschichtung kann die Schadstelle abschließen und somit das Eindringen von Feuchtigkeit in die Schadstelle vermeiden. Dadurch kann die Korrosionsbeständigkeit verbessert werden, insbesondere dann, wenn durch die Schadstelle eine Oberflächenbeschichtung beschädigt wurde. Bevorzugt kann auch eine Eloxierung durchgeführt werden.
  • Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird nach dem Laserschockstrahlender der jeweilige Oberflächenbereich spanend bearbeitet. Auf Grund der Laserbearbeitung ergeben sich häufig Aufrauungen der Oberfläche am Bauteil im dem mit dem Laser bestrahlten Bereich. Hier ist es vorteilhaft eine geglättete Oberfläche zu erhalten. Dazu wird der gelaserte Oberflächenbereich besonders bevorzugt abgeschliffen, bevorzugt poliert oder gestrahlt.
  • Gemäß einer bevorzugten Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird beim Laserschockstrahlen der Laserstrahl während der Bestrahlung bahnförmig geführt, wobei mittels einer optischen Sensorik die Position der Schadstelle erfasst wird und der Laserstrahl so über das Flugzeugstrukturteil geführt wird, dass ein festgelegter Abstand zur Schadstelle eingehalten wird. Durch die sensorgeführte Bahnsteuerung des Laserstrahls kann ein genauer Abstand zur Schadstelle eingestellt werden. Der Laserstrahl kann dabei automatisch z.B. weitgehend parallel zu einer linearen Einritzung geführt werden. So kann ein versehentliches Bestrahlen der Schadstelle selber vermieden werden, wenn dies nicht gewünscht ist.
  • Die Erfindung wird im Folgenden anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren der Zeichnung näher erläutert.
  • Von den Figuren zeigen:
    • Fig. 1
    eine schematische Schnittdarstellung einer Nietverbindung von zwei Flugzeugstrukturteilen;
    Fig. 2
    eine schematische Schnittdarstellung von einem Laserschockstrahlen eines Flugzeugstrukturteils gemäß einer ersten Ausführungsform;
    Fig. 3
    eine schematische Schnittdarstellung von einem Laserschockstrahlen eines Flugzeugstrukturteils gemäß einer zweiten Ausführungsform.
  • In den Figuren bezeichnen dieselben Bezugszeichen gleiche oder funktionsgleiche Komponenten, soweit nichts Gegenteiliges angegeben ist.
  • Fig. 1 zeigt eine schematische Schnittdarstellung einer Nietverbindung 3 von zwei Flugzeugstrukturteilen 1, 2. Ein erstes Flugzeugstrukturteil 1 und ein zweites Flugzeugstrukturteil 2 liegen im Überlappungsstoß übereinander. Sie werden durch Nietverbindungen 3 zusammengehalten. Im ersten Flugzeugstrukturteil 1 befindet sich eine Schadstelle 5, wie sie z.B. als Einritzung beim Entfernen von aus dem Überlappungsstoß herausausgequetschten Dichtpasten mittels eines Messers entstehen kann. Die Schadstelle 5 ist hier im Wesentlichen linear und verläuft in die Bildebene hinein.
  • Fig. 2 zeigt eine schematische Schnittdarstellung von einem Laserschockstrahlen eines Flugzeugstrukturteils 1 gemäß einer ersten Ausführungsform. Das Flugzeugstrukturteil 1 ist hier ohne das zweite Flugzeugstrukturteil 2 und ohne die Nietverbindungen 3 dargestellt. Die Schadstelle 5 erstreckt sich in die Bildebene hinein. Ein erster Laserstrahl 50 ist auf das Flugzeugstrukturteil 1 gerichtet. Der Laserstrahl 50 trifft an einer Auftreffstelle 12 auf das Flugzeugstrukturteil 1. Die Auftreffstelle 12 hat in diesem Verfahrensstadium einen Abstand A zu der Schadstelle 5. Der Abstand A ist in der Figur mittels einer vertikalen Hilfslinie und zwei Pfeilen angegeben.
  • Fig. 3 zeigt eine schematische Schnittdarstellung von einem Laserschockstrahlen eines Flugzeugstrukturteils 1 gemäß einer zweiten Ausführungsform. Neben der Schadstelle 5 sind ein erster Oberflächenbereich 10 und ein zweiter Oberflächenbereich 20 von dem Flugzeugstrukturteil 1 für eine Laserschockstrahlbearbeitung vorgesehen. In dem dargestellten Verfahrensstadium ist ein zweiter Laserstrahl 60 auf den zweiten Oberflächenbereich 20 an einer Auftreffstelle 12 gerichtet. Der Laser wird bahnförmig über den zweiten Oberflächenbereich 20 bewegt und führt ein Laserschockstrahlen aus. Bei dieser bevorzugten Ausführungsform weist wird das Laserschockstrahlen des zweiten Oberflächenbereiches 20 ergänzend zu dem Laserschockstrahlen des ersten Oberflächenbereiches 10 durchgeführt. Während der erste Oberflächenbereich mit dem ersten Laserstrahl 50 laserschockgestrahlt wurde, wird für den zweiten Oberflächenbereich ein zweiter Laserstrahl 60 eingesetzt. Bei diesem Ausführungsbeispiel hat der zweite Laserstrahl 60 andere Eigenschaften als der erste Laserstrahl 50. So ist hier die Pulsungsfrequenz und eingesetzte Lichtwellenlänge des zweiten Laserstrahls unterschiedlich zu der des ersten Laserstrahls 50, um in den Materialbereichen unter dem ersten Oberflächenbereich 10 und dem zweiten Oberflächenbereich 20 verschiedene Materialeigenschaftsveränderungen zu bewirken. In jedem Fall entsteht wird durch den gepulsten Laserstrahl 60 an der Auftreffstelle 12 des Laserstrahls 60 dabei durch eine plötzliche Abtragung oder Verdampfung einer dünnen Schicht dieser Oberfläche oder einer Beschichtung (wie zum Beispiel eines Bandes oder einer Anstrich) ein Plasma, wodurch eine Explosivkraft erzeugt wird. Der Druckimpuls aus dem sich rasch ausdehnenden Plasma gibt eine in den Gegenstand wandernde Schockwelle ab. Diese von dem Laserimpuls bewirkte Druckschockwelle führt zu tiefen plastischen Druckverformungen im Bauteil. Diese plastischen Verformungen erzeugen im Material Druckrestspannungen, die einer Entstehung bzw. einem sich Ausbreiten von Ermüdungsrissen entgegenwirken. Durch das erfindungsgemäße Verfahren kann somit wirksam eine Schadstelle gegen eine Ermüdungsrissbildung stabilisiert werden.
  • Obwohl die vorliegende Erfindung anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele vorliegend beschrieben wurde, ist sie darauf nicht beschränkt, sondern auf vielfältige Weise modifizierbar.
    • Bezugszeichenliste
  • 1 Flugzeugstrukturteil
    5 Schadstelle
    10 erster Oberflächenbereich
    12 Auftreffstelle
    20 zweiter Oberflächenbereich
    50 erster Laserstrahl
    60 zweiter Laserstrahl
    A Abstand

Claims (14)

  1. Reparaturverfahren zum Verhindern einer Rissbildung und zur Verlangsamung eines Rissfortschritts in bei einer unsachgemäßen Wartung beschädigten metallischen Flugzeugstrukturen mittels Laserschockstrahlen mit folgenden Verfahrensschritten:
    (a) Bereitstellen eines Flugzeugstrukturteils (1) mit einer Schadstelle (5), wobei es sich bei der Schadstelle (5) um eine Beschädigung der Oberfläche in Form einer bei einer unsachgemäßen Wartung aufgetretenen Einritzung (5) handelt;
    (b) Bestrahlen eines ersten Oberflächenbereiches (10) des Flugzeugstrukturteils (1) nahe der Schadstelle (5) mittels eines ersten gepulsten Laserstrahls (50) mit einer ersten Wellenlänge und einer ersten Pulsungsfrequenz, wobei das Laserschockstrahlen um den Bereich der Einritzung herum erfolgt, Energie von dem ersten Laserstrahl (50) durch das Flugzeugstrukturteil (1) absorbiert wird und eine Druckwelle durch das Flugzeugstrukturteil (1) verläuft, die eine Druckvorspannung im Flugzeugstrukturteil (1) erzeugt.
  2. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der erste Oberflächenbereich (10) die Schadstelle (5) vollständig umgibt.
  3. Verfahren nach Anspruch 1 oder Anspruch 2,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass in einem Verfahrensschritt (c) nach dem Verfahrensschritt (b) der erste Oberflächenbereich (10) mittels eines zweiten Laserstrahls (60) mit einer zweiten Wellenlänge und einer zweiten Pulsungsfrequenz bestrahlt wird, wobei die zweite Wellenlänge und die zweite Pulsungsfrequenz ungleich der ersten Wellenlänge bzw. ersten Pulsungsfrequenz ist.
  4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass in einem Verfahrensschritt (c) nach dem Verfahrensschritt (b) ein zweiter Oberflächenbereich (20) nahe des ersten Oberflächenbereichs (10) mittels eines zweiten Laserstrahls (60) mit einer zweiten Wellenlänge und einer zweiten Pulsungsfrequenz bearbeitet wird, wobei die zweite Wellenlänge und die zweite Pulsungsfrequenz ungleich der ersten Wellenlänge bzw. ersten Pulsungsfrequenz ist.
  5. Verfahren nach Anspruch 3 oder Anspruch 4,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die zweite Pulsungsfrequenz wenigstens 20% größer oder kleiner ist als die erste Pulsungsfrequenz.
  6. Verfahren nach einem der Ansprüche 3 bis 5,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die zweite Wellenlänge wenigstens 20% größer oder kleiner ist als die erste Wellenlänge.
  7. Verfahren nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass sich der erste Oberflächenbereich (10) weniger als 20 mm von der Schadstelle (5) entfernt erstreckt.
  8. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 3 bis 7,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der zweite Oberflächenbereich (20) den ersten Oberflächenbereich (10) vollständig umschließt.
  9. Verfahren nach wenigstens einem der Ansprüche 3 bis 8,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass sich der zweite Oberflächenbereich (20) weniger als 40 mm von der Schadstelle (5) entfernt erstreckt.
  10. Verfahren nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Leistung des ersten Laserstrahls (50) in Abhängigkeit von der Distanz der Auftreffstelle (12) des ersten Lasers (50) auf der ersten Oberfläche (10) zu der Schadstelle (5) variiert wird.
  11. Verfahren nach Anspruch 10,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Leistung des ersten Laserstrahls (50) mit zunehmender Distanz der Auftreffstelle (12) des ersten Lasers (50) auf der ersten Oberfläche (10) zu der Schadstelle (5) erhöht wird.
  12. Verfahren nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass in einem Verfahrensschritt (y) nach dem Verfahrensschritt (b) oder nach dem Verfahrensschritt (c) die Schadstelle (5) mit einer Beschichtung auf Kunststoffbasis versehen wird.
  13. Verfahren nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass in einem Verfahrensschritt (z) nach dem Verfahrensschritt (b) oder dem Verfahrensschritt (c) der erste Oberflächenbereich (10) und/oder der zweite Oberflächenbereich (20) spanend bearbeitet werden.
  14. Verfahren nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass im Verfahrensschritt (b) der erste Laserstrahl (50) während der Bestrahlung bahnförmig im ersten Oberflächenbereich (10) geführt wird, wobei mittels einer optischen Sensorik die Position der Schadstelle (5) erfasst wird und der Laserstrahl (50) so über das Flugzeugstrukturteil (1) geführt wird, dass ein festgelegter Abstand (A) zur Schadstelle (5) eingehalten wird.
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